GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 64.08 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe304-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe304-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2491 0.11721 0.11207 -0.0357 1.0000 0.0471
-9.250 -0.2556 0.11612 0.11105 -0.0348 1.0000 0.0474
-9.000 -0.2665 0.11553 0.11056 -0.0333 1.0000 0.0475
-8.750 -0.2665 0.11368 0.10878 -0.0351 0.9969 0.0478
-8.500 -0.2442 0.10855 0.10363 -0.0356 0.9945 0.0487
-8.250 -0.2263 0.10497 0.10004 -0.0388 0.9892 0.0498
-8.000 -0.2078 0.10150 0.09656 -0.0431 0.9837 0.0510
-7.750 -0.1920 0.09829 0.09335 -0.0471 0.9757 0.0521
-7.500 -0.1768 0.09532 0.09039 -0.0521 0.9664 0.0534
-7.250 -0.1567 0.09233 0.08737 -0.0615 0.9552 0.0541
-7.000 -0.1350 0.08850 0.08352 -0.0676 0.9472 0.0545
-6.750 -0.1146 0.08442 0.07944 -0.0672 0.9443 0.0556
-6.500 -0.0984 0.08153 0.07655 -0.0691 0.9343 0.0571
-6.250 -0.0726 0.07811 0.07310 -0.0748 0.9283 0.0593
-6.000 -0.0494 0.07526 0.07018 -0.0822 0.9160 0.0613
-5.750 -0.0157 0.07193 0.06671 -0.0934 0.9054 0.0620
-5.500 -0.0008 0.06837 0.06319 -0.0919 0.8992 0.0627
-5.250 0.0196 0.06538 0.06018 -0.0930 0.8923 0.0639
-5.000 0.0417 0.06265 0.05742 -0.0955 0.8833 0.0656
-4.750 0.0940 0.05980 0.05420 -0.1096 0.8741 0.0710
-4.500 0.1054 0.05648 0.05098 -0.1074 0.8664 0.0719
-4.250 0.1274 0.05386 0.04835 -0.1080 0.8600 0.0738
-4.000 0.1521 0.05152 0.04593 -0.1102 0.8506 0.0765
-3.750 0.2024 0.04857 0.04256 -0.1193 0.8443 0.0818
-3.500 0.2184 0.04606 0.04012 -0.1185 0.8346 0.0830
-3.250 0.2454 0.04375 0.03775 -0.1198 0.8285 0.0855
-2.750 0.3083 0.03940 0.03303 -0.1249 0.8122 0.0957
-2.500 0.3319 0.03781 0.03140 -0.1252 0.8031 0.1008
-2.250 0.3811 0.03376 0.02655 -0.1295 0.7965 0.0706
-2.000 0.4088 0.03115 0.02379 -0.1303 0.7888 0.0633
-1.750 0.4387 0.02934 0.02176 -0.1309 0.7808 0.0596
-1.500 0.4701 0.02757 0.01969 -0.1317 0.7741 0.0579
-1.250 0.4987 0.02625 0.01811 -0.1319 0.7655 0.0585
-1.000 0.5306 0.02494 0.01645 -0.1325 0.7593 0.0597
-0.750 0.5580 0.02389 0.01516 -0.1323 0.7503 0.0595
-0.500 0.5884 0.02282 0.01379 -0.1325 0.7435 0.0594
-0.250 0.6161 0.02201 0.01275 -0.1322 0.7352 0.0596
0.000 0.6452 0.02127 0.01176 -0.1320 0.7278 0.0606
0.250 0.6730 0.02070 0.01103 -0.1318 0.7202 0.0630
0.500 0.7002 0.02024 0.01053 -0.1315 0.7121 0.0650
0.750 0.7284 0.01975 0.00994 -0.1313 0.7050 0.0663
1.000 0.7548 0.01939 0.00953 -0.1307 0.6963 0.0680
1.250 0.7835 0.01906 0.00907 -0.1305 0.6896 0.0710
1.500 0.8084 0.01883 0.00895 -0.1299 0.6803 0.0750
1.750 0.8363 0.01856 0.00862 -0.1295 0.6735 0.0785
2.000 0.8615 0.01848 0.00854 -0.1289 0.6639 0.0827
2.250 0.8898 0.01835 0.00835 -0.1286 0.6565 0.0906
2.500 0.9150 0.01834 0.00836 -0.1280 0.6464 0.0980
2.750 0.9424 0.01824 0.00823 -0.1276 0.6370 0.1143
3.000 0.9680 0.01798 0.00826 -0.1270 0.6245 0.2131
3.500 1.0164 0.01696 0.00829 -0.1250 0.5997 1.0000
3.750 1.0418 0.01714 0.00834 -0.1243 0.5886 1.0000
4.000 1.0658 0.01739 0.00854 -0.1235 0.5767 1.0000
4.250 1.0907 0.01761 0.00870 -0.1228 0.5657 1.0000
4.500 1.1154 0.01783 0.00885 -0.1220 0.5546 1.0000
4.750 1.1388 0.01809 0.00911 -0.1211 0.5417 1.0000
5.000 1.1623 0.01835 0.00934 -0.1202 0.5287 1.0000
5.250 1.1856 0.01862 0.00956 -0.1192 0.5154 1.0000
5.500 1.2083 0.01890 0.00979 -0.1182 0.5011 1.0000
5.750 1.2304 0.01920 0.01005 -0.1170 0.4857 1.0000
6.000 1.2517 0.01954 0.01036 -0.1158 0.4692 1.0000
6.250 1.2724 0.01992 0.01069 -0.1145 0.4525 1.0000
6.500 1.2929 0.02034 0.01107 -0.1132 0.4362 1.0000
6.750 1.3124 0.02080 0.01150 -0.1117 0.4190 1.0000
7.000 1.3311 0.02130 0.01197 -0.1102 0.4012 1.0000
7.250 1.3489 0.02184 0.01248 -0.1085 0.3827 1.0000
7.500 1.3655 0.02244 0.01303 -0.1068 0.3634 1.0000
7.750 1.3807 0.02310 0.01365 -0.1048 0.3436 1.0000
8.000 1.3951 0.02380 0.01430 -0.1027 0.3251 1.0000
8.250 1.4089 0.02454 0.01500 -0.1006 0.3086 1.0000
8.500 1.4211 0.02532 0.01575 -0.0983 0.2936 1.0000
8.750 1.4323 0.02614 0.01657 -0.0959 0.2801 1.0000
9.000 1.4430 0.02703 0.01745 -0.0935 0.2677 1.0000
9.250 1.4526 0.02802 0.01841 -0.0911 0.2565 1.0000
9.500 1.4634 0.02899 0.01942 -0.0889 0.2454 1.0000
9.750 1.4732 0.03006 0.02051 -0.0868 0.2356 1.0000
10.000 1.4816 0.03123 0.02170 -0.0845 0.2264 1.0000
10.250 1.4913 0.03238 0.02292 -0.0826 0.2173 1.0000
10.500 1.4980 0.03374 0.02425 -0.0804 0.2092 1.0000
10.750 1.5071 0.03500 0.02564 -0.0786 0.2003 1.0000
11.000 1.5129 0.03651 0.02715 -0.0766 0.1929 1.0000
11.250 1.5211 0.03793 0.02870 -0.0749 0.1848 1.0000
11.500 1.5260 0.03959 0.03035 -0.0731 0.1785 1.0000
11.750 1.5341 0.04112 0.03203 -0.0715 0.1715 1.0000
12.000 1.5390 0.04288 0.03383 -0.0699 0.1654 1.0000
12.250 1.5446 0.04465 0.03569 -0.0685 0.1594 1.0000
12.500 1.5490 0.04655 0.03770 -0.0671 0.1529 1.0000
12.750 1.5509 0.04866 0.03980 -0.0657 0.1474 1.0000
13.000 1.5545 0.05075 0.04208 -0.0647 0.1407 1.0000
13.250 1.5548 0.05313 0.04449 -0.0636 0.1353 1.0000
13.500 1.5572 0.05542 0.04692 -0.0627 0.1301 1.0000
13.750 1.5583 0.05788 0.04952 -0.0619 0.1252 1.0000
14.000 1.5576 0.06054 0.05221 -0.0611 0.1214 1.0000
14.250 1.5591 0.06313 0.05498 -0.0605 0.1170 1.0000
14.500 1.5581 0.06603 0.05802 -0.0601 0.1127 1.0000
14.750 1.5550 0.06918 0.06121 -0.0598 0.1091 1.0000
15.000 1.5536 0.07233 0.06453 -0.0596 0.1051 1.0000
15.250 1.5502 0.07579 0.06815 -0.0597 0.1011 1.0000
15.500 1.5449 0.07949 0.07190 -0.0599 0.0977 1.0000
15.750 1.5404 0.08325 0.07579 -0.0602 0.0942 1.0000
16.000 1.5345 0.08732 0.08004 -0.0608 0.0904 1.0000
16.250 1.5274 0.09159 0.08439 -0.0616 0.0871 1.0000
16.500 1.5206 0.09584 0.08869 -0.0624 0.0839 1.0000
16.750 1.5122 0.10064 0.09374 -0.0637 0.0803 1.0000
17.000 1.5032 0.10558 0.09881 -0.0652 0.0769 1.0000
17.250 1.4953 0.11022 0.10348 -0.0667 0.0739 1.0000
17.500 1.4842 0.11590 0.10940 -0.0688 0.0706 1.0000
17.750 1.4730 0.12165 0.11535 -0.0712 0.0673 1.0000
18.000 1.4633 0.12713 0.12091 -0.0737 0.0645 1.0000
18.250 1.4526 0.13299 0.12693 -0.0765 0.0618 1.0000
18.500 1.4399 0.13949 0.13364 -0.0798 0.0590 1.0000
18.750 1.4296 0.14560 0.13985 -0.0831 0.0566 1.0000
19.000 1.4211 0.15137 0.14568 -0.0864 0.0545 1.0000
19.250 1.4070 0.15867 0.15318 -0.0907 0.0523 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il)